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Projeto conceitual de uma aeronave elétrica da categoria ALE (Aeronave Leve Esportiva)

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UNIVERSIDADE FEDERAL DE SANTA CATARINA CENTRO DE ENGENHARIAS DA MOBILIDADE

CURSO DE ENGENHARIA AEROESPACIAL

LUIZ FERNANDO DOS SANTOS SOUZA

PROJETO CONCEITUAL DE UMA AERONAVE ELÉTRICA DA CATEGORIA ALE (AERONAVE LEVE ESPORTIVA)

Joinville, 2015

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LUIZ FERNANDO DOS SANTOS SOUZA

PROJETO CONCEITUAL DE UMA AERONAVE ELÉTRICA DA CATEGORIA ALE (AERONAVE LEVE ESPORTIVA)

Trabalho apresentado como requisito para obtenção de aprovação na disciplina Planejamento de TCC, no curso de Engenharia Aeroespacial, na Universidade Federal de Santa Catarina.

Orientadora: Drª. Viviane Lilian Soethe

Joinville, 2015

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LUIZ FERNANDO DOS SANTOS SOUZA

PROJETO CONCEITUAL DE UMA AERONAVE ELÉTRICA DA CATEGORIA ALE (AERONAVE LEVE ESPORTIVA)

Este trabalho de conclusão de curso foi julgado para obtenção do Titulo de Engenheiro Aeroespacial, e aprovado em sua forma final pelo Curso de Graduação em Engenharia Aeroespacial da Universidade Federal de Santa Catarina.

Joinville, 10 de julho de 2015

Prof. Juan Pablo de Lima Costa Salazar, Dr. Coordenador do Curso

Banca Examinadora:

Prof.ª Viviane Lilian Soethe, Dra. Orientadora

Universidade Federal de Santa Catarina

Prof. Rafael Galina Delatorre, Dr. Universidade Federal de Santa Catarina

Prof. Kleber Vieira de Paiva, Dr. Universidade Federal de Santa Catarina

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AGRADECIMENTOS

A minha mãe, Rosa e ao meu pai, Mirivaldo por tudo que sempre fizeram por mim, devo a eles toda a minha formação como pessoa.

A minha amada Vanessa que me apoiou durante todo o meu percurso e nunca deixou de acreditar em meus sonhos.

A minha amiga e orientadora, Viviane Lilian Soethe, que desde o inicio de minha carreira acadêmica nunca me deixou duvidar do meu potencial.

Ao amigo e conselheiro Lineu Del Ciampo pelo compartilhamento de sua experiência e pelos ensinamentos que levarei comigo por toda vida.

A professora Carolina Brandão pela oportunidade do intercambio na França onde pude adquirir grande parte dos conhecimentos aplicados neste trabalho.

Aos professores e servidores da UFSC/CEM. A disposição e dedicação destes profissionais durante o período de graduação foram essenciais no processo de formação de um profissional completo, o qual contempla conhecimento técnico e aspectos de responsabilidade social.

E a todos que direta ou indiretamente fizeram parte da minha formação, o meu muito obrigado.

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RESUMO

Emissões de gases poluentes são uma preocupação a nível global, sendo os meios de transporte que utilizam combustíveis fósseis os maiores poluidores e o setor aeronáutico com significativa participação neste processo. Neste contexto, novas fontes de energia são alvo de pesquisas para redução dos danos ambientais relacionados aos diferentes meios de transporte. Seguindo nesta linha, o presente trabalho de conclusão de curso apresenta o projeto conceitual de uma aeronave da categoria ALE (Aeronave Leve Esportiva) com propulsão elétrica. Esta metodologia contempla as fases de projeto conceitual, a partir de uma análise comparativa entre diversos modelos de aeronaves elétricas e a combustão. Realizando um projeto preliminar da aeronave onde são apresentadas diversas considerações de projeto, finalizando com uma análise de desempenho da aeronave e uma pesquisa de campo com pessoas diretamente envolvidas no meio aeronáutico, demonstrando a viabilidade técnica de um projeto de aeronave elétrica. Tendo como principais resultados uma aeronave elétrica para duas pessoas com autonomia de aproximadamente uma hora e meia, velocidade de cruzeiro de 120 km/h e custo energético em torno de 10 reais por carga da bateria.

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ABSTRACT

Gas pollution emissions are a global level preoccupation, being the transportation modes based on fossil fuels the most pollutants and having the aeronautical sector a significantly participation. In this context new energies sources are center of research to reduction of environmental damage linked to transportation modes. Following this line, this work show the preliminary project of an aircraft of category LSA (Light Sport Aircraft) with electric propulsion. This work includes the conceptual phase, from comparative analysis between several electric aircrafts models and combustion aircrafts. Furthermore, aircraft preliminary project where are shown several project considerations for the project and concluding with a performance analysis of the aircraft and a research field with people directly involved with the aeronautical environment, showing the technical feasibility of an electric aircraft project. The main result is an electric aircraft for two people with a range of about an hour and a half, cruise speed of 120 km/h and energy cost around 10 reais per battery charge.

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SUMÁRIO

1. INTRODUÇÃO ...16

2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA ...18

2.1. CATEGORIADEAERONAVESLEVESESPORTIVAS(ALE) ... 18

2.2. CARACTERÍSTICASDEREGULAMENTAÇÃOPARAAERONAVESDACATEGORIAALE ... 20

2.3. HISTÓRICODEAERONAVESELÉTRICASEHIBRIDAS ... 21

2.4. DIFERENÇASENTREAERONAVESELÉTRICASEAERONAVESCONVENCIONAIS ... 25

2.5. SISTEMAPROPULSIVODEVEÍCULOSELÉTRICOS ... 27

3. METODOLOGIA ...29

4. PROJETO CONCEITUAL ...31

4.1. ANÁLISECOMPARATIVA ... 31

4.2. REQUISITOSDOPROJETO ... 38

4.3. DIAGRAMADERESTRIÇÕES ... 39

4.4. DEFINIÇÃODACONFIGURAÇÃODAAERONAVE ... 41

5. PROJETO PRELIMINAR ...43

5.1. PROJETODAASA ... 43

5.2. PROJETODAEMPENAGEM ... 45

5.3. PROJETODAFUSELAGEM ... 46

5.4. PROJETODOSISTEMAPROPULSOR ... 48

5.5. PROJETODOSISTEMADEENERGIA ... 51

6. ANÁLISE REFINADA DO PESO E ESTIMATIVA DO CENTRO DE GRAVIDADE ...53

7. ANALISES DE DESEMPENHO ...55

7.1. CURVASPOLARESDAAERONAVE ... 55

7.2. MODELAGEMDOCONSUMODEENERGIANASFASESDEOPERAÇÃO ... 57

7.2.1. MANOBRAS EM SOLO ... 57

7.2.2. DECOLAGEM... 58

7.2.3. SUBIDA ... 59

7.2.4. VOO NIVELADO ... 60

7.2.5. DESCIDA E POUSO ... 62

8. EXEMPLO DE MISSÃO E AUTONOMIA ESTIMADA ...63

9. RESUMO DAS CARACTERISTICAS FINAIS DA AERONAVE E AVALIAÇÃO DO CUMPRIMENTO DOS REQUISITOS ...65

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11. CONCLUSÕES E SUGESTÕES PARA TRABALHOS FUTUROS...72

11.1. CONCLUSÃO ... 72

11.2. SUGESTÕESPARATRABALHOSFUTUROS ... 73

APENDICE A – MÉTODO DO ELEMENTO DE PÁ ...74

APENDICE B – QUESTIONÁRIO ELABORADO PELO AUTOR PARA PESQUISA DE CAMPO ...77

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INDICE DE FIGURAS

Figura 1 : Imagem ilustrativa do Avião Sunrise II ... 22

Figura 2 : Imagem ilustrativa da Aeronave Sunseeker ... 22

Figura 3: Imagem ilustrativa da Aeronave Electra ... 23

Figura 4: Imagem ilustrativa da Aeronave Electra One ... 23

Figura 5: Simulação computacional da Aeronave E-FAN desenvolvida pela Airbus ... 24

Figura 6: Simulação computacional da Aeronave E-FAN 2.0 projetada pela Airbus ... 24

Figura 7 Imagem ilustrativa de a) Motor rotax 912, b) Sistema elétrico da aeronave Sonex ... 25

Figura 8: Esquema da cadeia de eficiência de diferentes modelos propulsivos ... 26

Figura 9: Ilustração da cadeia de tração de um veículo elétrico... 28

Figura 10: Etapas de desenvolvimento do projeto de aeronaves segundo Barros (2000) ... 29

Figura 11: Gráfico comparativo para as envergaduras das diferentes aeronaves analisadas ... 33

Figura 12: Gráfico comparativo da razão entre comprimento e envergadura ... 34

Figura 13 Gráfico comparativo para massa vazio e PMD ... 35

Figura 14: Gráfico comparativo para a relação peso/potência ... 36

Figura 15: Gráfico comparativo para velocidade de cruzeiro para aeronaves analisadas ... 37

Figura 16: Gráfico comparativo para velocidade de estol para aeronaves analisadas ... 37

Figura 17 : Diagrama de restrições ... 40

Figura 18 Ilustração da aeronave proposta ... 42

Figura 19 Ilustração da forma em planta da asa (unidades em milímetros) ... 43

Figura 20 Polares do perfil NACA 65(2)415 ... 45

Figura 21 Ilustração da empenagem da aeronave ... 46

Figura 22 Vista isométrica da fuselagem da aeronave ... 47

Figura 23 Planta em três vistas da aeronave... 47

Figura 24 Curva Característica da potência do motor em função de sua rotação ... 49

Figura 25 Curva Característica do torque do motor em função de sua rotação... 49

Figura 26 Captura de tela do software JAVAPROP, apresentando a entrada de dados para geração da hélice que é aplicada ao projeto. ... 50

Figura 27 Gráfico de tração disponível obtido através de análise no software JAVAPROP ... 51

Figura 28 Especificações Célula AMP20 produzida por A123 System ... 52

Figura 29: Coeficientes da componente de arrasto para aeronaves ... 56

Figura 30 Curva polar de arrasto para a aeronave em estudo... 57

Figura 31: Curva polar da razão de subida ... 60

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Figura 33 Representação da autonomia e do alcance da aeronave para diferentes velocidades de

cruzeiro. ... 64

Figura 34 Resumo geral dos resultados obtidos na pesquisa de campo. ... 67

Figura 35 Análise detalhada das respostas relacionadas aos requisitos de projeto . ... 69

Figura 36 Análise das respostas sobre autonomia esperada, organizada por grupos de estudo. ... 70

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1. INTRODUÇÃO

Atualmente as emissões de gases poluentes são uma preocupação a nível global, sendo os meios de transporte que utilizam combustíveis fósseis os maiores poluidores. O setor aeronáutico contribui de forma significativa para o aumento da emissão de gases poluidores, aproximadamente 3,5% da emissão mundial é proveniente deste setor (DILLINGHAM, 2008).

As empresas ligadas ao transporte aéreo têm demonstrado esforços no sentido de diminuir o impacto ambiental das suas atividades. Um exemplo disso é a maior eficácia das turbinas atuais, que chega a ser 70% mais eficiente que as utilizadas nos anos 60 (GALANTE, 2007).

Outro problema enfrentado por proprietários de aeronaves e escolas de aviação é o custo de operação destes equipamentos, onde as maiores despesas recaem em processos de manutenção e aquisição de combustível. O conceito de aeronave apresentada neste trabalho pode reduzir em mais de 50% os custos de operação em comparação a aeronaves convencionais, diminuindo também a complexidade do sistema propulsor e aumentando a segurança em voo e em solo.

Atualmente é possível reduzir completamente as emissões de poluentes em certas categorias de aeronaves como as de recreação e treinamento básico, categorias que serão tratadas no presente estudo. A grande questão é que a tecnologia de veículos elétricos atuais esta em desenvolvimento, sendo assim, o projeto de um sistema como este deve possuir características de alto desempenho em todas as áreas envolvidas (HEPPERLE, 2012).

Seguindo a tendência mundial em eficiência energética e a busca por fontes de energia alternativas ao petróleo, uma aeronave a propulsão elétrica se encaixa perfeitamente no portfólio de desenvolvedores que buscam lançar no mercado produtos com alto grau de inovação tecnológica e que buscam um vasto mercado a explorar.

Unindo esta visão de mercado às demonstrações de viabilidade técnica deste tipo de produto por desenvolvedores da Europa, Estados Unidos e China, tendo em vista que no Brasil possuímos empresas que podem atuar como fornecedores de sistemas vitais para este novo segmento de mercado. A realização de um projeto como o realizado no presente trabalho se justifica devido, principalmente, a futura concorrência internacional deste mercado, que

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possui como principais atrativos os fatores ambientais e também a redução dos custos de operação e manutenção devido à minimização da quantidade de componentes mecânicos aliado ao menor custo da energia elétrica quando comparado ao de combustíveis fósseis.

Sendo assim, trabalhos de pesquisa que envolvam o levantamento de dados comparativos dos produtos já existentes no mercado e ofereçam propostas alternativas às atualmente desenvolvidas são importantes para que se possa maximizar esta vertente da indústria aeronáutica em nosso país.

OBJETIVOS

Objetivo Geral

O presente trabalho de conclusão de curso apresenta como objetivo geral desenvolver a proposta de projeto de uma aeronave de pequeno porte com sistema propulsor elétrico movido a baterias, apresentando suas principais características de desempenho e as comparando a aeronaves do mercado atual.

Objetivos Específicos

 Realizar uma vasta pesquisa bibliográfica sobre as principais informações da categoria ALE;

 Fazer uma análise comparativa entre aeronaves elétricas e aeronaves convencionais existentes;

 Avaliar o mercado atual, por meio de pesquisa com público variado, de forma a identificar a aceitação de um projeto deste tipo por possíveis clientes;

 Desenvolver o projeto conceitual da aeronave com modelagem em CAD;

 Desenvolver o projeto preliminar da aeronave com estimativa das principais características de desempenho.

 Desenvolver análise de desempenho para posicionar o conceito proposto frente às aeronaves atualmente existentes no mercado.

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2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA

2.1. CATEGORIA DE AERONAVES LEVES ESPORTIVAS (ALE)

De acordo com a Organização Internacional de Aviação Civil (International Civil

Aviation Organization, ICAO), a aviação geral compreende basicamente todos os serviços

aéreos não operados por companhias aéreas, onde se define: ICAO(2009)

Serviços Aéreos – Uma operação onde a aeronave é utilizada para serviços especializados como: agricultura, construção, fotografia, observação e patrulhamento, procura e resgate, propaganda aérea, etc.

Operações de Transportes Aéreos Comerciais – Uma operação onde a aeronave é utilisada para transporte de passageiros, cargas ou correio por remuneração ou contratação.

Operações de Aviação Geral – Uma operação onde a aeronave é utilizada para transporte aéreo comercial ou operações de trabalhos aéreos.

Dentro da categoria de aviação geral, existem outras subcategorias, dentre elas as aeronaves experimentais que podem ser utilizadas para lazer, recreação ou transporte pessoal. Dentro desta categoria se incluem atualmente, as aeronaves históricas, réplicas ou restauração, de exibição, planadores, de construção amadora e, agora, as aeronaves leves esportivas (ALE, em inglês LSA – Light Sport Aircraft).

No Brasil para que uma aeronave seja certificada como ALE, ela precisa ter sido projetada, ensaiada e aprovada de acordo com as normas consensuais ASTM F2245 e também garantir conformidade com a FAR 23 nos EUA, com RBAC23 no Brasil ou com CS-VLA na Europa, dependendo da região desejada para certificação (ANAC, 2011).

O número de aeronaves leves cresce ano a ano no mercado brasileiro, multiplicam-se os encontros de aviadores e a indústria aeronáutica leve evolui em ritmo acelerado. Novos materiais, projetos de otimização aerodinâmica e estrutural, sistemas embarcados de alta tecnologia, técnicas de construção aprimoradas tornaram as aeronaves leves cada vez mais potentes, seguras e econômicas.

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Devido a esta rápida evolução, veio à tona uma importante questão no setor aeronáutico: a desatualização da legislação. Os avanços tecnológicos permitiram o acesso à aeronaves com um desempenho superior à pilotos sem preparo adequado, expondo assim o trafego aéreo comercial a potenciais riscos. Dessa necessidade surgiram os primeiros estudos para a implementação da categoria ALE nos Estados Unidos em meados dos anos 2000 (LANZA, 2014.

Existem ainda, duas subdivisões dentro da categoria ALE, onde se tem o ALE Especial que é a aeronave entregue totalmente pronta ao operador, e que pode ser utilizada para atividades remuneradas e a ALE Experimental, onde as aeronaves deste tipo podem ser construídas por amadores, sendo que um conjunto é fornecido pelo fabricante. Para que exista a aprovação de comercialização do conjunto, o fabricante deve ter pelo menos uma aeronave do modelo certificada como ALE Especial.

O processo de certificação para esta classe de aeronaves é realizado utilizando normas consensuais especificas emitidas pela ASTM (American Society for Testing and Materials) que fornece uma base legal para a produção e comercialização seriada desse tipo de aeronave, permitindo assim com que os fabricantes possam pedir a emissão da Declaração de Conformidade, sem a necessidade de se submeter à aprovação da FAA ( Federal Aviation

Administration), economizando assim tempo e dinheiro em relação ao processo de

certificação convencional (BARROS, 2013).

Como existe uma diferença, principalmente quanto à definição do peso máximo de decolagem (PMD), entre as normas ASTM e a norma Americana, no Brasil houve um período de transição. Após dezembro de 2014, toda e qualquer aeronave cujo PMD fosse maior que 600 kg é tratada como Aeronave de Construção Amadora (a não ser que seja homologada definitivamente com base no RBAC 23) sendo operada por pilotos com carteira de Piloto Privado, no mínimo.

Para as aeronaves elegíveis ALE (PMD máximo de 600 kg) e que já vinham sendo produzidas no Brasil no início do período de transição, essa extensão irá até dezembro de 2016. Após esse prazo, a empresa deverá ter comprovado o cumprimento pleno dos requisitos de projeto, fabricação e qualidade previstos nas normas ASTM e dos requisitos do RBAC 21 com documentação pertinente, além de ter sido aprovada nas auditorias da ANAC (Agencia Nacional Aviação Civil) para aeronaves entregues no Brasil, e do FAA – para aeronaves a serem exportadas para os EUA.

A comunidade aeronáutica brasileira parece entender que a implantação do ALE é justificável e altamente positiva, pois promoverá a viabilidade econômica de novos projetos, o

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aumento da segurança de voo e operacional, o acesso a novas tecnologias (embarcadas, de voo e operação) e a legalização da categoria (LANZA, 2014).

2.2. CARACTERÍSTICAS DE REGULAMENTAÇÃO PARA AERONAVES DA CATEGORIA ALE

Em projetos aeronáuticos o processo de certificação exerce grande influencia em todas as fases que o precedem. A certificação é um importante processo de avaliação da aeronave (ou componentes) que permite assegurar que esta possua as características mínimas necessárias para o uso seguro e o tipo de operação pretendida. Este processo implica em uma série de requisitos que devem ser levados em consideração, iniciando juntamente com a concepção da aeronave, pois um erro nesta etapa pode custar à perda de uma quantidade expressiva do investimento.

Na sequencia são listados os principais requisitos para se obter a certificação de uma aeronave, sendo que a regulamentação base a ser utilizada para o projeto utiliza os seguintes documentos:

 ANAC – RBAC01

 FAA – FAR23

 JAR VLA

 CS-VLA: Certification Specification for Very Light Aeroplanes

 ASTM F2245: Standard Specification for Design and Performance of a Light Sport Airplane

 CASA 95.32 e 95.55: Civil Aviation Safety Authority

Todos os documentos são semelhantes, sendo assim, quando forem citados os requisitos de regulamentação subentende-se que há um acordo entre as regulamentações, caso contrário será especificado durante o presente trabalho. A ANAC possui sua regulamentação baseada na FAA – FAR23, e em 2011 o órgão brasileiro realizou atualizações que devem ser respeitadas obrigatoriamente por aeronaves fabricadas a partir de 2014. A lista abaixo apresenta um resumo das principais características das normas apresentadas por diversos órgãos regulamentadores mundiais para aeronaves ALE:

Peso máximo de decolagem menor ou igual a: 750 kg (Jar-VLA, CS-VLA, ASTM F2245) ; 600 kg para aeronave a ser operada a partir do solo apenas; ou 650Kg para aeronave a ser operada a partir da água. (CASA 95.32, RBAC01)

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Velocidade máxima em voo nivelado com potência máxima contínua (VH) menor ou igual a 120 knots CAS (222km/h), sob condições atmosféricas padrão ao nível do mar.

Velocidade nunca exceder (VNE) menor ou igual a 120 kt CAS (222 km/h) para um planador.

Velocidade de estol (ou velocidade mínima em voo estabilizado), sem o uso de dispositivos de hiper-sustentação em condições atmosféricas padrão ao nível do mar. (VS1), menor ou igual a 45 knots CAS (83 km/h) no peso máximo de decolagem certificado e centro de gravidade mais critico.

Razão de subida maior que 2m/s.

Assentos para não mais do que duas pessoas, incluindo o piloto.

Um único motor, alternativo, caso a aeronave seja motorizada.

Uma hélice de passo fixo, ou ajustável l no solo, caso a aeronave seja motorizada, mas não seja um motoplanador.

Uma cabine não pressurizada, caso a aeronave tenha uma cabine.

Trem de pouso fixo, exceto para aeronave a ser operada a partir da água ou planador.

Trem de pouso fixo ou retrátil, ou um casco, para aeronave a ser operada a partir da água.

2.3. HISTÓRICO DE AERONAVES ELÉTRICAS E HIBRIDAS

Uma aeronave que possua sua propulsão oriunda de um motor elétrico que seja alimentado por células combustível, células solares ou baterias, ao invés de combustíveis fósseis pode ser configurada como aeronave elétrica. Este tipo de aeronave já vem sendo pesquisada desde a década de 60 (NOTH, 2008).

Durante a década de 60 inúmeros projetos de aeronaves elétricas foram desenvolvidas, principalmente aeronaves utilizando painéis solares. Em novembro de 1974, a aeronave rádio controlada Sunrise I fez seu primeiro voo utilizando apenas a energia proveniente das placas solares. Nos anos seguintes vários projetos foram realizados, incentivados cada vez mais por meio de desafios promovidos pelos governos americano e europeu. Na Figura 1 é possível observar uma imagem ilustrativa da aeronave Sunrise II em um destes desafios.

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Figura 1 : Imagem ilustrativa do Avião Sunrise II

Fonte: Noth (2008).

Por volta dos anos 90 uma vasta gama de aeronaves movidas a energia solar já haviam sido desenvolvidas, sendo que um marco importante refere-se ao momento em que aeronave Sunseeker , que pode ser vista na Figura 2, atravessou os Estados Unidos da América em 21 voos, contabilizando 121 horas totais no ar.

Figura 2 : Imagem ilustrativa da Aeronave Sunseeker

Fonte: Noth (2008).

A primeira aeronave elétrica que fez uso apenas de baterias, realizou seu primeiro voo em 2007. Projetada e construída pela empresa ELECTRAVIA, a aeronave Electra, apresentada na Figura 3, equipada com um motor elétrico de 26 HP e 47 quilos de baterias de lithium-polímero sobrevoou 48 milhas náuticas. Este voo foi um marco devido ao fato desta aeronave não possuir características de planador (ELECTRAVIA, 2014).

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Figura 3: Imagem ilustrativa da Aeronave Electra

Fonte: ELECTRAVIA (2014)

A partir de 2007 diversas outras fabricantes de pequenas aeronaves lançaram no mercado suas aeronaves puramente elétricas. Uma aeronave de destaque é a Electra One, apresentada na Figura 4, desenvolvida pela PC Aero que possui autonomia de três horas de voo.

Figura 4: Imagem ilustrativa da Aeronave Electra One

Fonte: PC-AERO (2014)

Como podemos verificar na Figura 4, a aeronave Electra One possui linhas aerodinâmicas que aumentam seu desempenho em voo, assim como um sistema de trem de pouso com peso reduzido, possuindo apenas uma roda como trem principal. A estabilidade lateral em solo desta aeronave é dada por duas outras pequenas rodas que se encontram no meio da asa (PC-AERO, 2014).

Na Europa, a empresa Airbus também possui um programa de desenvolvimento de uma aeronave elétrica, dando origem ao E-FAN ilustrado na Figura 5, que fez seu primeiro voo na França em março de 2014. Esta aeronave possui capacidade de carga apenas para o

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piloto, porém a empresa já afirmou que este é o protótipo para o E-FAN 2.0, que terá capacidade para dois tripulantes, apresentado na Figura 6, e em seguida uma versão para quatro tripulantes e que será lançada na configuração hibrida, ou seja, um pequeno motor será montado dentro da aeronave para realimentar as baterias (THE HIGH FLYER, 2014)

Figura 5: Simulação computacional da Aeronave E-FAN desenvolvida pela Airbus

Fonte: THE HIGH FLYER (2014)

Figura 6: Simulação computacional da Aeronave E-FAN 2.0 projetada pela Airbus

Fonte: THE HIGH FLYER (2014)

No Brasil, a Itaipu Binacional (2014) através de seu programa de veículos elétricos, firmou parceria com a empresa ACS-Aviation para o desenvolvimento da aeronave elétrica para dois passageiros. Este projeto baseia-se na aeronave ACS 100 Sora, desenvolvida pela ACS Aviation. O conceito utiliza estrutura leve e a aerodinâmica refinada da aeronave ACS 100 Sora, juntamente com o sistema de propulsão elétrico e o banco de baterias desenvolvido pela Itaipu para fazer a primeira aeronave elétrica brasileira a voar. (ITAIPU BINACIONAL, 2014)

O programa de veículos elétricos da Itaipu (ITAIPU BINACIONAL, 2014), conta principalmente com veículos terrestres elétricos, e esta adaptação mostra que todo o

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conhecimento adquirido até o momento pode ser utilizado para a fabricação de sistemas capazes de viabilizar também aeronaves elétricas.

2.4. DIFERENÇAS ENTRE AERONAVES ELÉTRICAS E AERONAVES

CONVENCIONAIS

Externamente uma aeronave elétrica não possui grandes diferenças em relação a uma aeronave convencional, mas internamente, principalmente nos sistemas de armazenamento de combustível e no sistema de propulsão, estão as principais diferenças. A Figura 7a apresenta um sistema propulsivo convencional e um sistema propulsivo elétrico. Podemos verificar a diferença em termos da complexidade e tamanho entre os dois sistemas. Na Figura 7b pode-se observar que o motor elétrico é apenas o cilindro vermelho, a caixa preta é o sistema de controle e acoplado a um banco de baterias.

Figura 7 Imagem ilustrativa de a) Motor rotax 912, b) Sistema elétrico da aeronave Sonex a) b)

Fonte: GIZMODO (2014)

Os motores a combustão atuais são equipamentos de uma complexidade considerável, sendo que, devido ao seu funcionamento através da combustão do combustível liquido, um sistema de refrigeração é fundamental para garantir a integridade do bloco do motor. Na maioria dos casos não é possível fazer a refrigeração apenas com o escoamento proveniente do movimento da aeronave, ou seja, um sistema de refrigeração a água necessita ser empregado adicionando complexidade para manutenção e aumentando o peso final do sistema (SRILATHA 2012).

Outra questão primordial para o projeto da aeronave relaciona-se à vibração gerada pelo motor tornando necessário o desenvolvimento de uma estrutura mais rígida. Motores a

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combustão, devido a seu principio de funcionamento geram níveis de vibração superiores aos de motores elétricos. O projeto estrutural de uma aeronave elétrica pode levar em conta esse fator, menores níveis de vibração, para reduzir o peso de sua estrutura sem perder em eficiência estrutural (SRILATHA 2012).

De um ponto de vista enérgico, podemos analisar as eficiências ligadas aos diferentes tipos de propulsão, como Turboprop, Turbofan, elétrico e híbrido, tendo assim, uma visão geral da eficiência de cada sistema. De acordo com a Figura 8, pode-se observar que um sistema puramente elétrico proporciona melhor aproveitamento da energia disponível. Porém, os sistemas Turboprop e Turbofan são os mais utilizados atualmente devido ao fato de os combustíveis de aviação possuírem uma energia específica muito superior aos que a tecnologia atual de baterias conseguem armazenar, proporcionando, apesar de uma baixa eficiência, uma potência suficiente para aeronaves muito grandes.

Figura 8: Esquema da cadeia de eficiência de diferentes modelos propulsivos

Fonte: Hepperle (2012).

As aeronaves movidas à propulsão elétrica com armazenamento de energia baseado em baterias possuem como principais componentes:

 Motor elétrico;

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 Baterias para armazenamento da energia.

Esta combinação de sistemas fornece várias vantagens se comparado as aeronaves que utilizam propulsão baseada em motores à combustão. Algumas destas vantagens segundo Srilatha (2012) são:

 Menor peso (20 kg para os motores elétricos se comparado a 180 kg para motores a combustão);

 Maior potência por unidade de peso;

 Maior eficiência na conversão da energia (90-95% motores elétricos, 20-25% motores a combustão);

 Menor ruído;

 Menores níveis de vibração;

 Alta confiabilidade e segurança;

 Baixo custo de operação ($5-$10/h motores elétricos, comparado a $35-$50 motores a combustão);

 Menores níveis de poluição.

Todas estas características demonstram que um sistema propulsivo elétrico pode aumentar as características de conforto em voo e também reduzir os custos de operação de uma aeronave leve.

2.5. SISTEMA PROPULSIVO DE VEÍCULOS ELÉTRICOS

Nos últimos anos diversos conceitos de veículos elétricos vêm sendo desenvolvidos em todo o mundo, desde bicicletas, passando por motos, carros, ônibus, trens e até mesmo aeronaves. Na grande maioria é possível identificar semelhanças entre estes projetos, no quesito sistema de propulsão e sistema de suprimento de energia.

Basicamente o sistema propulsivo de veículos elétricos é composto por um motor elétrico que é na maioria das vezes acoplado diretamente ao eixo onde se deseja entregar trabalho, visando a não utilização de uma caixa de redução, possibilitando assim uma diminuição do peso total da aeronave.

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Os motores DC de ímãs permanentes são especialmente conhecidos pela sua elevada eficiência e elevada relação potência/volume, sendo assim comumente utilizados em veículos elétricos. A elevada relação potência/volume é consequência da presença de ímãs permanentes no motor, o que resulta numa diminuição significativa de volume e de peso. A utilização de ímãs permanentes afasta a necessidade de fornecer energia ao motor para produzir pólos magnéticos. Desta forma, estes motores atingem maiores eficiências do que os motores DC convencionais, motores de indução e motores de relutância comutada (FITZGERALD; KINGSLEY JUNIOR; UMANS, 2006).

Adicionalmente é necessário o uso de uma unidade de controle de motor, a qual será responsável pelo gerenciamento de energia fornecida ao motor e por transformar as ações do controlador (piloto) em informações que servirão para o correto acionamento do motor (SOYLU, 2011).

Por fim, o elemento que traz a maior complexidade em termos de aumento de desempenho é a fonte de energia, que devido a sua baixa densidade de energia quando comparada a de combustíveis líquidos faz o desenvolvimento de veículos desta natureza um processo custoso de alta complexidade (SOYLU, 2011).

Desta forma podemos ilustrar a partir da Figura 9 a cadeia de tração de um veículo elétrico.

Figura 9: Ilustração da cadeia de tração de um veículo elétrico

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3. METODOLOGIA

Para o desenvolvimento do presente Trabalho de Conclusão de Curso foi utilizada uma metodologia de projeto baseada nas quatro principais metodologias apresentadas pelos autores: Torenbeek, Roskan, Raymer, Vandaele. Estas foram estudadas e comparadas por Barros (2001) resultando em uma proposta de uma nova metodologia especificamente para desenvolvimento de aeronaves leves subsônicas.

Utilizou-se então parte da metodologia de projeto proposta por Barros (2001), a qual é ilustrada na Figura 10, onde é apresentada de forma sequenciada as fases de projeto de uma aeronave. Este método prevê a documentação minuciosa das informações de engenharia, como cálculos e análises de desempenho, sendo de extrema importância para a rastreabilidade do projeto e também favorecendo o processo de homologação da aeronave.

Figura 10: Etapas de desenvolvimento do projeto de aeronaves segundo Barros (2001)

Fonte: Barros (2001)

No presente Trabalho de Conclusão de Curso não foram desenvolvidas todas as etapas, devido a limitações de recursos e tempo, sendo que as etapas efetivamente realizadas foram as etapas 1 e 2, assim como parte da etapa 3 apresentada na Figura 10. Para o desenvolvimento da etapa 1 foi realizada uma extensa revisão bibliográfica com a finalidade de contextualizar o assunto estudado, pesquisando-se projetos semelhantes aos existentes ao redor do mundo permitindo a definição de requisitos alcançáveis com a tecnologia disponível atualmente. 1 - Especificações e requisitos 2 - Estudos Preliminares (Projeto Conceitual) 3 - Anteprojeto (Projeto Preliminar) 4 - Projeto (Projeto Detalhado) 5 - Fabricação 6 - Ensaios em solo 7 - Ensaios em voo 8 - Lançamento do produto

(25)

Na sequência foi realizada a etapa 2 , Projeto Conceitual, a partir da elaboração da análise de mercado, baseada em uma tabela comparativa com os principais parâmetros de aeronaves elétricas já produzidas e de aeronaves convencionais que possuíam a mesma finalidade do projeto proposto neste trabalho. Este levantamento contou com informações geométricas e de desempenho das aeronaves possibilitando o melhor conhecimento do estado da arte da tecnologia atualmente existente. Os principais aspectos analisados para a construção da análise comparativa foram levantados através de pesquisa em catálogos dos fabricantes das aeronaves selecionadas.

Através da análise detalhada dos dados coletados na tabela comparativa, foi possível a definição dos pré-requisitos da aeronave proposta, garantindo assim que o novo projeto fosse factível desde o inicio. Com os dados coletados foi possível finalizar a etapa 2, Estudos Preliminares, com a delimitação do protótipo.

Na sequência o Projeto Preliminar (Etapa 3) visou apresentar os principais sistemas para a elaboração de uma aeronave deste tipo bem como o dimensionamento aerodinâmico da mesma. No âmbito do projeto aerodinâmico foram apresentadas a escolha dos perfis aerodinâmicos, a definição da geometria da asa e a definição da geometria da fuselagem.

Por fim, um estudo de desempenho do conjunto como um todo é apresentado, de forma a validar o projeto e definir seus limites de operação.

Para a verificação da viabilidade do projeto, uma pesquisa de mercado foi realizada levantando o interesse de possíveis compradores e de pessoas envolvidas no meio aeronáutico para validar a importância de um projeto como este e também verificar o nível de satisfação dos entrevistados com a aeronave proposta.

(26)

4. PROJETO CONCEITUAL

4.1. ANÁLISE COMPARATIVA

Um projeto de um novo produto possui maiores chances de sucesso quando se tem um bom conhecimento do estado da arte da tecnologia empregada, desta forma vários erros podem ser evitados e o caminho até o lançamento no mercado pode ser mais curto. Um projeto de aeronave não é diferente, como ensaios em voo e testes em túneis de vento costumam ser de alto custo e levam certo tempo para serem elaborados e realizados, o conhecimento das características de aeronaves já presentes no mercado, que possuem certificação e uma boa aceitação do publico, se torna de grande importância, pois diminui os riscos durante o desenvolvimento. Porém estas informações não devem inibir inovações, mas sim direcioná-las para que se possa aumentar as chances de sucesso (BARROS, 2001).

Seguindo este raciocínio, uma pesquisa de mercado foi realizada, listando primeiramente várias aeronaves com propulsão elétrica já presentes no mercado, com seus respectivos nomes comerciais, e em seguida as principais aeronaves convencionais da categoria ALE. Dentro desta lista podem ser observados itens relacionados à características geométricas e de desempenho, como pode ser observado na Tabela 1, para as aeronaves elétricas.

(27)

Tabela 1 : Comparativo entre aeronaves elétricas

Fonte: O Autor

As mesmas informações foram levantadas para algumas aeronaves convencionais, esta pesquisa foi restrita a aeronaves que atendam as especificações de uma aeronave da categoria ALE. Também foi levado em consideração, para a escolha das aeronaves a serem analisadas, sua posição no mercado, ou seja, foi dada preferencia as aeronaves que apresentam grande aceitação no mercado. Com isto podemos delimitar o espaço de estudo e incorporar um pouco das necessidades dos clientes, pressupondo que as aeronaves mais vendidas são as que satisfazem melhor os clientes finais.

Tabela 2 : Comparativo entre aeronaves convencionais

Fonte: O Autor

A partir destas informações podemos gerar gráficos das principais características para realizar a comparação entre as aeronaves elétricas e também destas com as convencionais.

Fa b ic an te G re en W in g EA D S La n ge A vi ati o n La n ge A vi ati o n P ip str el El ec tr af ly er El ec tr af ly er El ec tr af ly er X PC A er o Eu ro sp o rt ai rc ra ft P C A er o N o me G re en W in g E4 3 0 E-FA N EA D S A rc u s E A n ta re s 20E Tau ru s El ec tr o El ec tr af ly er U LS El ec tr af ly er C Elec tr af ly er X Elec tr a O n e Cr o ss o ve r El ec tr a tw o sta n d ar d Envergadura m 13,8 9,5 20 20 14,97 11,28 13,9 15 8,6 9,6 14 Comprimento total m 6,98 6,67 8,73 7,4 7,27 6 6,5 7 6,5 6,9 7 numero de assentos 2 2 2 1 2 1 1 2 1 2 2 Massa vazio kg 302 350 610 460 306 110 172 350 200 307 300 MTOW kg 472 550 810 660 450 240 283 550 300 600 472 Velocidade de cruzeiro km/h 95 169 115 115 120 65 112 130 160 200 140 Vel estol c/ flapes km/h 65 70 70 73 63 40,63 65 55 70 70 70

Autonomia horas 1 2 1,5 3 3 5 Potencia HP 64 80 56,32 57 53,64 20 18 50 21,46 80 40 Peso/Potencia lb/HP 16,23 15,13 31,64 25,47 18,46 26,40 34,59 24,20 30,75 16,50 25,96 Fa b ic an te Fl ig h t D es ig n Le ge n d R emo s Te cn am Cu b Cr af te rs Ev ec ktor Ev ec ktor Sti n g P ar ad is e ai rc ra ft Ic o n P ip str el N o me CT LS Cl u b Le ge n d Cu b R emo s G X P 2 0 0 8 Ca rb o n Cu b SS Har mo n y LS A Eu ro Sta r SL + TL -2 0 0 0 Sti n g P ar ad is e U SA P 1 Ic o n A 5 V ir u s U L Envergadura 8,53 10,67 9,3 9 10,36 9,25 8,15 9,11 9,44 10,36 12,46 Comprimento total 6,4 6,86 6,48 6,97 7 6,11 5,98 6,19 6,24 7,01 6,5 numero de assentos 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 Massa vazio 330 371 320 367 406 311 288 285 370 408 284 MTOW 600 600 599 600 600 600 472,5 600 600 686,4 450 Velocidade de cruzeiro 212 174 198 219 162 212 200 214 209 182 225 Vel estol c/ flapes 72 51,5 71 70 51,5 74 65 63 64 83 62

Autonomia 3,5 6 4 5 5,7

Potencia 90 100 115 180 100 100 95 100 80 80 80

(28)

Primeiramente, podemos avaliar as características geométricas, tendo como foco os parâmetros envergadura e comprimento total (Figura 11). Estas duas informações darão uma visão geral do porte das aeronaves estudadas e também das características aerodinâmicas das mesmas. Em termos de envergadura, podemos notar que as aeronaves elétricas possuem a tendência de apresentarem valores superiores às aeronaves à combustão, o que ocorre devido à busca de uma alta eficiência aerodinâmica para compensar a baixa potência do sistema propulsivo levando a aeronave a ter cada vez mais características de um planador, porém cada vez mais as aeronaves elétricas estão sendo projetados com envergadura próxima a 10 metros. O comprimento total não varia significativamente entre as aeronaves analisadas, porém a razão entre o comprimento total e a envergadura é um parâmetro de projeto importante que podemos avaliar na Figura 12. Este parâmetro gira em torno de 0,5 para aeronaves elétricas e 0,7 para aeronaves a combustão. Com isto, podemos, após definir a envergadura, ter uma primeira estimativa do comprimento da aeronave.

Figura 11: Gráfico comparativo para as envergaduras das diferentes aeronaves analisadas

(Fonte: O Autor) 0 5 10 15 20 25 Envergadura (m) Comprimento (m) Elétricas Convencionais

(29)

Figura 12: Gráfico comparativo da razão entre comprimento e envergadura

(Fonte: O Autor)

Em seguida analisamos as características de massa das aeronaves, estudando sua massa máxima de decolagem (PMD) e sua massa vazia. Colocando ambas no mesmo gráfico podemos verificar quanto à massa vazia é representativa em relação à massa total de decolagem, isto nos permitiu observar a eficiência estrutural das aeronaves.

Podemos observar na Figura 13 uma grande variação de massa para as aeronaves elétricas, isso se deve principalmente ao fato de ser uma tecnologia nova e cada fabricante estar desenvolvendo, na maioria dos casos, seus próprios sistemas, sendo assim pouco comum a utilização de componentes semelhantes entre as aeronaves. Além disso, a tecnologia de baterias também é variável o que promove alterações em termos de eficiência e de energia disponível por massa. É interessante também observar que as aeronaves elétricas mais leves possuem a capacidade de carregar apenas o piloto (Antares 20E, Electraflyer ULS, Electraflyer C, Electra One).

Dentre as aeronaves convencionais temos uma constante de massa na faixa dos 600 kg que é a limitação imposta pela regulamentação. Comparando os dois tipos de aeronaves, podemos observar que as elétricas de uma forma geral são um pouco mais leves que as convencionais, porém permanecem com valores próximos.

0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9

Comprimento/Envergadura

Elétricas Convencionais

(30)

Figura 13 Gráfico comparativo para massa vazio e PMD

(Fonte: O Autor)

Uma relação importante a ser analisada é o peso/potência, sendo que este parâmetro representa o quanto de peso uma aeronave transporta por unidade de potência.

Na Figura 14 é evidente que em sua maioria as aeronaves elétricas possuem uma relação peso/potência mais elevada que as aeronaves convencionais. Isto se dá pelo fato de que os motores elétricos empregados não apresentam potência tão elevada, exigindo assim curvas muito mais aerodinâmicas para que a aeronave possa manter bom desempenho. Esta informação é de suma importância, pois nos permite ter uma estimativa da potência necessária de acordo com o peso esperado para a aeronave. A baixa relação peso/potência das aeronaves convencionais permite com que elas possuam características de voo mais agressivas, como por exemplo, uma maior razão de subida ou uma maior capacidade de aceleração.

0 100 200 300 400 500 600 700 800 900

Massa Vazio (kg) MTOW (kg)

(31)

Figura 14: Gráfico comparativo para a relação peso/potência

(Fonte: O Autor)

Duas características de desempenho muito importantes são a velocidade de cruzeiro e também a velocidade de estol. A velocidade de cruzeiro traz informações técnicas da aeronave, mas também informações sobre os clientes, ou seja, podemos saber quais são os intervalos destas velocidades que são mais aceitos no mercado para este tipo de aeronave.

Em relação à velocidade de cruzeiro, podemos notar através da Figura 15 que as aeronaves convencionais mantêm este parâmetro acima de 150 km/h enquanto que poucas aeronaves elétricas atingem este valor, nos dando assim um bom parâmetro de competitividade acoplado a um aumento do grau de dificuldade para o projeto de aeronaves elétricas. Quanto à velocidade de estol, apresentado na Figura 16, temos que todas as aeronaves possuem valores em torno de 70 km/h, isto deve-se principalmente ao fato de que as normas exigem que esta velocidade seja menor que 83 km/h.

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Peso / Potência

Elétricas Convencionais

(32)

Figura 15: Gráfico comparativo para velocidade de cruzeiro para aeronaves analisadas

(Fonte: O Autor)

Figura 16: Gráfico comparativo para velocidade de estol para aeronaves analisadas

(Fonte: O Autor)

Após as análises é possível determinar os limites do projeto, ou seja, os valores máximos e mínimos aos quais podemos adotar inicialmente para que a aeronave tenha um bom rendimento mesmo em etapa inicial de projeto, minimizando assim o numero de

0 50 100 150 200 250

Velocidade de Cruzeiro (km/h)

Elétricas Convencionais 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90

Velocidade de Estol (km/h)

Elétricas Convencionais

(33)

iterações necessárias para se atingir um projeto ótimo. A Tabela 3 apresenta as médias dos parâmetros avaliados durante a análise comparativa.

Tabela 3 Resultado dos valores médios das características estudadas para aeronaves elétricas e convencionais

(O Autor)

Os valores médios apresentados na Tabela 3 são de suma importância para a escolha dos valores iniciais para o projeto da aeronave, desta forma a primeira aproximação da configuração da aeronave esta dentro do espaço de soluções das aeronaves já em funcionamento, resultando em um caminho mais curto para que o projetista possa convergir em direção a aeronave mais indicada para o caso em estudo.

4.2. REQUISITOS DO PROJETO

Unindo as informações obtidas através da análise comparativa, seção 4.1, juntamente com as informações da regulamentação para certificação de aeronaves leves esportivas, apresentada na Seção 2.2, temos os principais requisitos do projeto e podemos definir as prioridades para iniciar a fase de projeto conceitual.

A Tabela 4 apresenta de forma resumida os principais limites estabelecidos para o projeto, sendo estes classificados também como requisitos funcionais, dados estes que resultaram das análises comparativas entre as aeronaves analisadas.

M ed ia El etr ic o s M ed ia Co n ve n ci o n ai s M ed ia G er al Envergadura m 13,9 9,3 10,36 Comprimento total m 6,98 6,48 6,765 numero de assentos 2 2 2 Massa vazio kg 306 330 315,5 MTOW kg 472 600 599,5 Velocidade de cruzeiro km/h 120 209 171,5

Vel estol c/ flapes km/h 70 65 67,5

Autonomia horas 2,5 5 3,5

Potencia HP 53,64 100 80

Peso/Potencia lb/HP 25,47 13,20 16,36

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Tabela 4 Resumo dos limites de projeto para a aeronave proposta

Parâmetro Restrição SI Americano

Envergadura < 15 m 49,21 ft numero de assentos >= 2 2 Massa vazio < 330 kg 727,52 lb PMD (MTOW) <= 600 kg 1322,77 lb Teto de serviço > 1000 m 3280 ft Vel. cruzeiro > 150 km/h 93,21 mph Velocidade de estol < 80 km/h 49,71 mph Distância de decolagem < 500 m 984 ft distância de pouso < 500 m 984 ft Alcance >= 300 km 186 mi Autonomia >= 2 h 2 h (Fonte: O Autor) 4.3. DIAGRAMA DE RESTRIÇÕES

Partindo das restrições impostas pelas normas de certificação e tendo como base os conceitos básicos de aerodinâmica e desempenho de aeronaves é possível traçar um gráfico para ilustrar o espaço de solução que atenderá a todos os requisitos pré-definidos para o projeto. O diagrama de restrições consiste da apresentação da razão tração/peso em função da carga alar, ao nível do mar, considerando diversos requisitos de desempenho, principalmente os de regulamentação (ROSKAM, 1985)

Através deste diagrama é possível obter os primeiros dados numéricos da configuração da aeronave, dados estes que serão utilizados posteriormente para o dimensionamento de componentes da aeronave, como a asa, o motor, entre outros. No desenvolvimento do presente trabalho foram realizadas as seguintes análises:

 Critério de Velocidade de estol

 Critério de distância de decolagem

 Critério de Razão de subida

 Velocidade Máxima

Associando todos os gráficos elaborados para cada critério avaliado em um único gráfico, podemos utilizá-lo para decidir o ponto de projeto. O critério mais importante para a escolha do ponto de projeto será a relação peso/potência, devido ao fato de que a aeronave usará apenas energia elétrica em sua propulsão. Neste sentido, a aeronave deve ser o mais

(35)

eficiente possível, ou seja, deve ter a capacidade de levar o maior peso possível para cada unidade de potência de seu sistema propulsivo. Este critério se deve ao fato da tecnologia de sistemas propulsivos elétricos não ter uma alta capacidade de geração de potência.

A partir do diagrama de restrições apresentado na Figura 17, é possível escolher um ponto de projeto para que seja desenvolvido posteriormente. O ponto escolhido é o de carga alar W/S = 9,73 lbs/ft² e razão peso potência W/P = 30 lbs/HP , onde W é o peso total da aeronave, S a área da asa e P a potência do sistema propulsor.

Figura 17 : Diagrama de restrições

Fonte (O Autor )

A partir do ponto selecionado no diagrama de restrições é possível identificar os coeficientes máximos de sustentação que permitirão o atendimento dos principais requisitos de regulamentação. Com isto temos um coeficiente máximo de sustentação durante a decolagem de 1,6, imposto pelo critério de distância de decolagem. Um coeficiente mínimo de estol de 1,6, imposto pelo critério de velocidade de estol que considera que a aeronave deve ter a capacidade de manter voo reto e nivelado abaixo dos 83 km/h sem a necessidade da utilização de qualquer tipo de dispositivo de hiper-sustentação.

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 W/P ( lb /H P) W/S (lb/ft²)

CLmaxTO 1,3 CLmaxTO 1,6 CLmaxTO 1,8 CLmaxTO 2 Clmax 1,3 Clmax 1,6

Clmax 1,8 Clmax 2 CGR FAR 23.65 - CL 1,3 CGR FAR 23.65 - CL 1,6 CGR FAR 23.65 - CL 1,8 CGR FAR 23.65 - CL 2 V máx 180 km/h V máx 150 km/h

(36)

Para este conceito será considerado um peso de decolagem máximo de 594 kg (1320 lbs), sendo que 200 kg (440 lbs) são reservados para a carga útil que consistirá do piloto um acompanhante e suas bagagens, o restante será distribuído entre peso vazio e peso da bateria, onde o objetivo é minimizar o peso vazio para que se possa levar o máximo em bateria, aumentando assim a autonomia da aeronave.

Com as razões W/S e W/P definidas e também a massa total da aeronave, pode-se derivar a potência necessária (P=44 HP) e a área alar necessária (S=15 m² ( 167 ft²)) para o cumprimento de todos os requisitos estipulados na construção do diagrama de restrições. A Tabela 5 apresenta de forma resumida os resultados obtidos..

Tabela 5 Características básicas da aeronave projetada levantadas a partir do diagrama de restrições

Parâmetros Sistema Americano SI

Peso máximo de decolagem 1320 lbs 594 kg

Carga útil 440 lbs 198 kg

Peso vazio 440 lbs 198 kg

Peso Baterias 440 lbs 198 kg

Clmax: Velocidade de estol 1,6 1,6

CLmaxTO: decolagem 1,6 1,6 CLmaxL: Pouso 1,6 1,6 Carga Alar 7,9 lbs/ft² 39,5 kg/m² Área da Asa 167,088608 ft² 15,03797 m² Peso Potência 30 lbs/HP 13,5 kg/HP Potência decolagem 44 HP 32,78 KW Razão de aspecto 10 10 Envergadura 40,8764734 ft 12,26294 m Velocidade de cruzeiro 111,85 mph 180 km/h Velocidade de estol 44,74 mph 72 km/h Distancia decolagem 820 ft 250 m Fonte (O Autor)

4.4. DEFINIÇÃO DA CONFIGURAÇÃO DA AERONAVE

A configuração da aeronave em questão busca a forma mais eficiente e simples possível de atender a todos os requisitos estabelecidos anteriormente. Durante o processo de projeto de uma aeronave, diversas possibilidades de configuração devem ser analisadas a fim de buscar aquela que melhor atenda aos requisitos do projeto e que possibilite o melhor desempenho. Para este projeto uma série de conceitos diferentes foram avaliados sendo a configuração escolhida a descrita abaixo e apresentada esquematicamente na Figura 18:

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 Monoplano

 Asa baixa

 Motor dianteiro

 Trem de pouso triciclo

 Empenagem convencional

 Diedro positivo

Figura 18 Ilustração da aeronave proposta

Fonte (O Autor)

Para aeronaves elétricas é muito importante que as linhas externas da aeronave permitam o máximo de redução no seu arrasto, devendo ser considerada as interferências, ou seja, a aerodinâmica das ligações fuselagem-asa e fuselagem empenagem (HEPPERLE 2012).

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5. PROJETO PRELIMINAR

5.1. PROJETO DA ASA

Para o projeto da asa inicialmente é realizado um estudo de sua configuração em planta, fixando assim parâmetros importantes como envergadura, corda e diedros. Para a definição da forma em planta da asa foram considerados parâmetros como posição de inicio de estol, eficiência aerodinâmica e complexidade construtiva, com isto a configuração trapezoidal foi escolhida como mais indicada. Na Figura 19 temos uma ilustração da planta da asa.

Figura 19 Ilustração da forma em planta da asa (unidades em milímetros)

Fonte: O Autor

A seleção do perfil da asa é uma etapa muito importante no projeto aerodinâmico de uma aeronave, pois são estes parâmetros que definirão grande parte das características de desempenho. Para um projeto ótimo desta geometria uma análise minuciosa de diversos perfis diferentes deve ser conduzida servindo de base para a definição dos parâmetros da asa, de forma que atendam da melhor maneira possível os requisitos do projeto.

Neste trabalho não será realizado um projeto de perfil, mas sim a escolha de um já existente que atenda da melhor maneira requisitos. Desta forma foram selecionados uma série de perfis e comparadas suas características para que seja possível a escolha do mais apropriado. Para isto serão utilizados dados disponíveis em Turner (1943), o qual traz uma

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compilação de diversos resultados obtidos experimentalmente, aumentando assim o nível de confiabilidade dos dados utilizados.

Como requisitos para o perfil da asa temos as informações levantadas durante o gráfico de restrições, onde precisamos de um coeficiente de sustentação máximo na condição de decolagem e também na condição de voo em velocidade próxima ao estol com aeronave limpa de no mínimo 1,6. Sendo assim é necessário um perfil que nos proporcione um coeficiente de sustentação máximo de no mínimo 1,6.

Como outros parâmetros a serem analisados temos:

 Comportamento em estol, preferência por estol suave a partir da raiz da asa;

 Relação máxima entre L/D;

 Menor coeficiente de arrasto possível;

 Baixo coeficiente de momento.

Os perfis analisados foram: NACA 63(3)-618, NACA 64(2)-415, NACA 65(2) 415, NACA 65-410, NASA NFL1015. Sendo o NACA 65(2)-415 o que melhor atendeu os requisitos pré-estabelecidos. A Figura 20 apresenta os gráficos de coeficiente de sustentação e de coeficiente de arrasto.

Estes dados podem ser utilizados para os cálculos da sustentação da asa, devido ao fato de termos uma razão de aspecto maior que 8. Anderson (1991) demonstra que para valores maiores que este temos uma excelente aproximação do comportamento de uma asa infinita.

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Figura 20 Polares do perfil NACA 65(2)415

Fonte: Turner, 1943

5.2. PROJETO DA EMPENAGEM

O dimensionamento das empenagens é feito utilizando os coeficientes de volume de cauda horizontal (𝑉𝐻𝑇) e vertical (𝑉𝑉𝑇), que de acordo com RAYMER (1999), devem estar dentro do intervalo mostrado nas equações 1 e 2 para que a aeronave possua características de estabilidade lateral e longitudinal capaz de garantir um voo seguro e controlado.

𝑉𝐻𝑇 =𝑙𝐻𝑇𝑆𝐻𝑇

𝑐̅𝑆 0,35 < 𝑉𝐻𝑇 < 0,5 ( 1 )

𝑉𝑉𝑇 = 𝑙𝑉𝑇𝑆𝑉𝑇

𝑏𝑆 0,03 < 𝑉𝑉𝑇 < 0,06 ( 2 )

Nas equações 1 e 2 𝑙𝐻𝑇 representa a distância entre o centro aerodinâmico da asa e da empenagem horizontal, 𝑙𝑉𝑇 significa a distância entre o centro aerodinâmico da asa e da

empenagem vertical, b é a envergadura da asa, S a área da asa, 𝑐̅ a corda média aerodinâmica da asa, 𝑆𝐻𝑇 e 𝑆𝑉𝑇 as áreas das empenagens horizontal e vertical, respectivamente.

Partindo das informações das tabelas comparativas para aeronaves convencionais, define-se que 𝑉𝑉𝑇 = 0,04 e 𝑉𝐻𝑇 = 0,43. Assim após algumas análises de configurações

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Tabela 6 Dados do dimensionamento da empenagem

Empenagem Horizontal Empenagem Vertical

Envergadura 2,5 m 1,45 m

Área 2,38 m² 1,23 m²

Corda média aerodinâmica 0,96 0,87

Razão de aspecto 2,63 3,41

Razão de afilamento 1,38 1,83

Distância 𝑙𝐻𝑇 e 𝑙𝑉𝑇 3,7 4

Fonte: O Autor

A opção da empenagem do tipo convencional se deve ao fato de sua construção resultar em uma estrutura mais leve, como pode-se ser visto na Figura 21 ambas, empenagem horizontal e vertical possuem seus pontos de fixação diretamente na fuselagem, reduzindo assim a necessidade de reforços estruturais.

Figura 21 Ilustração da empenagem da aeronave

Fonte: O Autor

5.3. PROJETO DA FUSELAGEM

Como principal requisito para a fuselagem, temos a necessidade de um espaço interno suficiente para acomodar confortavelmente dois ocupantes, assim como o painel principal e todos os comandos necessários. Como este projeto não possui o foco de apresentar um projeto detalhado, não estão incluídos os componentes do interior da aeronave.

O perfil geral da fuselagem é apresentado na Figura 22, assim como a planta em 3 vistas na Figura 23.

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Figura 22 Vista isométrica da fuselagem da aeronave

Fonte: O Autor

Figura 23 Planta em três vistas da aeronave

Fonte: O Autor

Com o modelo proposto de fuselagem se garante o acomodamento de todos os tripulantes e dos equipamentos necessários para o funcionamento da aeronave. É possível a

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otimização desta configuração a partir da análise fluidodinâmica ao redor da fuselagem visando uma diminuição do arrasto da mesma, resultando assim em melhores características de desempenho.

5.4. PROJETO DO SISTEMA PROPULSOR

No desenvolvimento de uma aeronave elétrica o subsistema que precisa ser muito bem avaliado é o propulsivo, pois é onde as grandes mudanças são realizadas quando a comparamos a uma aeronave convencional.

Além de contar com todos os requisitos necessários de uma aeronave convencional para ser competitiva no mercado, a aeronave proposta precisa ter um desempenho diferenciado no aproveitamento da energia disponível, sendo assim o conjunto hélice motor deve ser dimensionado de forma a possuir um ponto de ótima eficiência que coincida com o ponto de mínimo arrasto aerodinâmico, sendo este o ponto de máxima autonomia, critério essencial para que a aeronave seja atrativa no mercado.

Partindo do requisito de potência levantado no gráfico de restrições (33 kW, Figura 17), realizou-se uma busca de possíveis motores a ser utilizado no projeto sendo que as características almejadas são em termos de capacidade de entregar potência, peso, e rotação emmáxima potência. Este ultimo parâmetro é de suma importância, pois motores que possuem alta eficiência em rotações de até 3000 rpm são preferíveis, uma vez que esta é a faixa de operação ideal da maior parte das hélices comerciais, possibilitando assim a conexão direta do eixo motor à hélice, evitando o aumento de peso devido a utilização de uma caixa de redução.

O motor escolhido foi o REMY HVH260-090, sendo sua escolha devida à alta relação peso potência, quando comparada a um motor a combustão, e também por sua disponibilidade no mercado. A Figura 24 apresenta as curvas de potência em função da rotação de operação para diversas configurações de alimentação. Tendo em vista que o projeto possui uma demanda de 33 kW de potência, pode-se utilizar uma alimentação de 220V visando uma diminuição na corrente necessária, diminuindo assim os requisitos do sistema de fornecimento de energia.

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Figura 24 Curva Característica da potência do motor em função de sua rotação

Fonte : (MOTORS, 2015)

Figura 25 Curva Característica do torque do motor em função de sua rotação

Fonte : (MOTORS, 2015)

A Curva de potência apresentada na Figura 25 é de suma importância para a escolha da melhor hélice a ser empregada em conjunto com o motor escolhido, a principal informação

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que podemos extrair desta curva é que a partir de 1800 rpm até um pouco mais de 2000 rpm o motor selecionado tem capacidade de entregar 40 kW de potência em regime continuo.

O Software JAVAPROP desenvolvido pelo Dr. Martin Hepperle, realiza a aplicação do método do elemento de pá, descrito no Apêndice A, partindo de informações básicas fornecidas pelo usuário com o intuito de calcular as curvas de empuxo e eficiência da hélice.

As informações de potência e rotação do eixo do motor, juntamente com o diâmetro da hélice e o numero de pás, são então inseridos no software JAVAPROP, onde o mesmo realiza a criação de uma hélice utilizando perfis Clark Y e calcula todas as características de desempenho. A Figura 26 mostra os dados de entrada utilizados para o dimensionamento da hélice a ser aplicada ao projeto, estas informações são baseadas em hélices comerciais, sendo assim o desempenho avaliado pelo JAVAPROP será sempre igual ou inferior ao de uma hélice comercial projetada para o mesmo regime de operação.

Figura 26 Captura de tela do software JAVAPROP, apresentando a entrada de dados para geração da hélice que é aplicada ao projeto.

Fonte : HEPPERLE 1997

Para obter a curva de tração disponível foi realizada uma análise no JAVAPROP, fixando-se o torque disponível em 200 Nm. A Figura 27 apresenta o resultado da análise para o torque em função da velocidade de deslocamento da aeronave.

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Figura 27 Gráfico de tração disponível obtido através de análise no software JAVAPROP

Fonte : O Autor

O decaimento do empuxo com o aumento da velocidade de voo é visível na Figura 27, ilustrando assim a importância da inclusão deste fator nos cálculos de desempenho da aeronave, justificando assim o uso da teoria do elemento de pá para prever as características iniciais da hélice selecionada.

5.5. PROJETO DO SISTEMA DE ENERGIA

O sistema de energia é composto por pacotes de baterias formados por células ligadas em paralelo e série fornecendo assim as características desejadas de tensão e corrente. Além disso, um sistema eletrônico de controle de carga das baterias precisa ser utilizado para realizar o gerenciamento da energia.

As baterias mais indicadas para o projeto em questão são as que estão sendo desenvolvidas especificamente para veículos elétricos, pois possuem uma alta energia especifica e alto grau de segurança.

Para a aplicação de aeronaves elétricas o parâmetro mais importante na escolha da bateria é sua energia especifica, sendo que esta deve ser o mais alta quanto possível para que

0,0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 Em p u xo KN Velocidade Km/h

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se possa ter um sistema leve e que tenha capacidade de armazenar energia suficiente para atender ao requisito de autonomia da aeronave. O segundo parâmetro a ser observado é a tensão de célula, pois é preciso conectar as células da bateria em série até que se obtenha a tensão necessária para alimentar o motor.

A empresa A123 Systems, atualmente produz baterias para o mercado de veículos elétricos e dentre sua gama de produtos tem a célula AMP20 que possui as especificações apresentadas na Figura 28.

Figura 28 Especificações Célula AMP20 produzida por A123 System

Fonte: (SYSTEMS,2015)

Da especificação do motor elétrico a ser utilizado temos o requisito de um sistema de energia com tensão de alimentação de no mínimo 200 V, sendo que cada célula AMP20 possui tensão nominal de 3,3V será preciso 65 células ligadas em série para formar um pacote, isto resulta em uma massa de 32,24 kg por pacote.

Serão utilizados 6 pacotes ligados em paralelo que somarão 193,4 kg com capacidade de fornecer 117 Ah. Assim a aeronave contará com 25 kWh disponíveis para a execução de cada missão.

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6. ANÁLISE REFINADA DO PESO E ESTIMATIVA DO CENTRO DE GRAVIDADE

Inicialmente durante a etapa do diagrama de restrições e da definição inicial da aeronave, o peso total foi estipulado tendo como referência as normas vigentes para aeronaves leves esportivas, ou seja, peso máximo de decolagem não superior a 600 kg. Para um melhor detalhamento do projeto, se faz uso de fórmulas empíricas apresentadas principalmente por Raymer (1999), que são obtidas através da análise estatística de uma grande quantidade de aeronaves da aviação geral. A cada iteração de projeto precisou-se recalcular estas massas.

Além das formulações empíricas apresentadas por Raymer (1991) também foram utilizados dados de massa disponibilizados por fabricantes de componentes como motor, hélice, radio, baterias entre outros.

Na Tabela 7 são apresentados valores de massa dos diversos componentes obtidos para a última configuração analisada, assim como o posicionamento de cada componente tendo como ponto de referência (x=0) o nariz da aeronave.

Tabela 7 Detalhamento da massa dos principais componentes

Componente Massa (kg) Qtd Total (kg) Posição x (m) Momento (Nm) Piloto 80 1 80 2 1569,6 Passageiros 80 1 80 2 1569,6 Bagagens 10 2 20 2,5 490,5 Controle do motor 8,62 1 8,62 0,4 33,82488 Motor 34 1 34 0,2 66,708 Hélice 4 1 4 0 0 Sistema de navegação 3,5 1 3,5 1,1 37,7685 GPS 2,5 1 2,5 1,1 26,9775 Radio 1 1 1 1,1 10,791 Assentos 3 2 6 2,1 123,606 Cintos de Segurança 2 2 4 2,1 82,404 Luzes de posição 1 1 1 2,1 20,601 Asas 66,76 1 66,76 2,1 1375,264 Fuselagem 43,69 1 43,69 2,5 1071,569 Empenagem horizontal 4,42 1 4,42 6,4 277,6891 Empenagem Vertical 5,54 1 5,54 6,4 347,9418

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Trem de pouso Principal 4,50 1 4,50 2,2 97,119 Trem de Pouso Bequilha 3,00 1 3,00 1 29,43

Controles 6,07 1 6,07 3 178,7652

Spinner 0,8 1 0,8 0 0

Canopy 2 1 2 2 39,24

Baterias asa esquerda 32,24 2 64,48 2,1 1328,352 Baterias asa direita 32,24 2 64,48 2,1 1328,352 Baterias nariz 1 32,24 1 32,24 0,5 158,1372 Baterias nariz 2 32,24 1 32,24 0,5 158,1372

Massa total Vazio 201,41 kg

Massa total Carga Útil 180 kg

Massa Total de baterias 193,4 kg

Massa Máxima de decolagem 574,85 kg CG 1,848179 Fonte: O Autor

A Tabela 7 apresenta o resultado do posicionamento do Centro de Gravidade (CG) para a aeronave completa com carga máxima, resultando em 1,84 m, contando a partir do nariz da aeronave. Sabendo que a corda na raiz da asa é 1,6 m e também seu posicionamento, é possível calcular a posição relativa do centro de gravidade com o bordo de ataque da asa. Para a aeronave com peso máximo de decolagem temos o CG posicionado a 21,7% da corda da asa. Este resultado nos fornece uma visão preliminar da estabilidade estática longitudinal, sendo que segundo Raymer (1999) este valor deve estar em torno de 25%.

Referências

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